El motor Aviadvigatel PS-90A (Авиадвигатель ПС-90А) es un motor de reacción tipo turbofán de alto índice de derivación para uso civil y militar. Es un motor de dos ejes, equipado con reversa de cascada y reductor de ruido de tipo perímetro ondulado en la tobera de flujo primario.
Desarrollo
El motor fue desarrollado en los años 90 por la compañía "Progress" dirigida por Pável Aleksandrovich Soloviev (en ruso: Па́вел Алекса́ндрович Соловьёв). Más tarde, al crearse Aviadvigatel se le mantuvo lo designación al motor. El motor fue certificado por la OACI el año 1992 y a causa de ello muchos aviones como las series Tu-204 y Tu-214de Tupolev han sido certificadas para salir de Rusia cumpliendo los requisitos de ruido y contaminación.1
El motor está equipado con una fan de alta tecnología con un menor número de palas respecto modelos anteriores que reducen el ruido y las vibraciones. Las palas incorporan tanto en el extradós como en el intradós elementos estabilizantes del flujo. El carenado del fan està hecho de forma que reduzca también el ruido del motor con plásticos orgánicos que aseguran la integridad del motor en caso de rotura de uno de los álabes.
El compresor es axial y consta de dos partes. Parte de baja presión con dos etapas y la parte movida por la turbina de alta presión de 13 etapas. El motor tiene sangrado de aire en las etapas 6 y 7 para refrigeración de turbina, sistema de deshielo, presurización y aire acondicionado de cabina y control de flujo a través del motor. Las primeras dos etapas del compresor tienen álabes de paso variable para controlar posibles entradas en pérdida en dichos álabes.
La cámara de combustión es de anillo-tubular con colector de gas anular con 12 inyectores de combustible. El combustible se distribuye hasta los inyectores a través de 24 tubos de suministro. El diseño tubular permite una gran simplicidad en la reparación y el montaje mientras que el colector anular asegura una gran uniformidad en el flujo de salida de la sección de cámaras de combustión.
La turbina de alta presión está refrigerada con el aire sangrado del compresor.
El motor incorpora a la salida de la tobera del flujo primario un supresor de ruido de tipo perímetro ondulado. El supresor elimina gran parte del ruido de la sección de turbinas y favorece la mezcla con el aire proveniente del flujo secundario en la sección de mezcla. El hecho de mezclar los gases de escape comporta una mayor homogeneidad de los gases de salida del motor tanto en temperatura como en velocidad. La tobera está construida con materiales que favorecen la absorción de ruido haciendo el motor más silencioso.
El sistema de reversa es de tipo cascada actuado hidráulicamente. Consta de una cubierta exterior deslizante que se mueve hacia atrás cuando la reversa está activada dejando a la vista el enrejado de redirección de flujo. Consta también de la cubierta interior que cierra el paso al flujo secundario del motor y lo redirige a través del enrejado hacia delante en la dirección de avance del avión. La reversa, como en la mayoría de motores no se puede usar con el avión parado a fin de evitar posibles entradas en pérdida del compresor que podrían derivar en serios problemas mecánicos.
El sistema de lubricación del motor tiene las bombas de recuperación situadas en la parte posterior del motor en la cavidad del eje, desde este punto se bombea el aceite a los rodamientos de los dos ejes de baja y alta presión y a todo el conjunto de la caja de accesorios.
El motor está controlado prácticamente todo electrónicamente de forma que adapta en cada momento del ciclo de funcionamento la posición de los álabes de geometría variable, la inyección de combustible, el sangrado de aire del compresor del motor, la temperatura de salida de cámaras de combustión. El hecho de tener un sistema de tales características equipara este modelo de motor con la mayoría de motores occidentales actuales.
Caracteristica
Geométricas
- Tipo: turbofan de alta relación de derivación
- Longitud: 4.964m
- Diámetro: 1.90m
- Peso: 2950Kg
Elementos del motor
- Compresor: fan y dos etapas de baja presión, 13 etapas de alta presión
- Cámara de combustión: anillo-tubular con 12 inyectores
- Turbina: axial
Funcionales
- Relación de derivación: 4.7
- Empuje: 157KN en despegue
- Relación de compresión: 35.5
- Temperatura de salida de turbina: 580 en despegue
- Consumo específico: 0.595Kg/Kgf/hora a Ma=0.8 y 11000m
- Gasto de aire: 504Kg/s
Versiones
PS-90A1
Equipa aviones como el Ilyushin IL-96-400T. Tiene un empuje aumentado hasta 170KN con una cámara de combustión rediseñada que reduce las emisiones. Incorpora la segunda generación de sistemas de absorción de ruido que hacen de esta variante un motor más siencioso respoecto a sus antecesores. Fue certificado el año 2007.
PS-90A2
Equipa los nuevos modelos de los aviones Tupolev Tu-204, Tupolev Tu-214, Ilyushin Il-76TD y Ilyushin Il-96-300. El motor está al nivel de los estandares occidentales y respecto a les primeras versiones ha reducido casi a la mitad los costes de mantenimiento.
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Ps-90A-76
Es una variante específica para el Ilyushin Il-76 con un empuje modificado de 142KN. Fue certificado el año 2003 y cumple con las normativas de los estandares occidentales.
English:
The PS- 90A engine Aviadvigatel ( Авиадвигатель ПС - 90А ) is a turbofan engine type reaction high rate of referral for civil and military use. It is a two-axle equipped with reverse cascade and noise reducer wavy perimeter type primary flow nozzle .
development
The engine was developed in the 90s by the company " Progress" directed by Pavel Aleksandrovich Soloviev (Russian: Павел Александрович Соловьёв ) . Later, he was kept Aviadvigatel created the designation to the motor. The engine was certified by ICAO in 1992 and because of this many aircraft as the Tu- 204 series and Tupolev Tu- 214de have been certified to leave Russia by meeting the requirements of noise and pollution.1
The engine is equipped with a high-tech fan with fewer blades regarding previous models that reduce noise and vibration. The blades incorporate both the extrados and the intrados of the flow stabilizing members . The fan cowl is made so that also reduces engine noise with organic plastics that ensure the integrity of the engine in case of breakage of one of the blades .
The axial compressor and has two parts . Part of low pressure with two stages and moved partly by the high pressure turbine 13 stages. The engine bleed air is in the stages 6 and 7 for turbine cooling , defrost system , pressurization and cabin air conditioning and flow control through the engine . The first two stages of compressor blades with variable pitch control potential loss entries in said blades .
The combustion chamber is annular with gas manifold 12 , fuel injectors tubular ring . The fuel is distributed to the injectors through supply tubes 24 . The tubular design allows a great simplicity in repair and assembly while the annular manifold assures extreme uniformity of the outflow section of the combustion chambers.
The high pressure turbine is cooled compressor bleed air.
The engine has the output of the primary flow nozzle noise suppressor wavy perimeter type . The suppressor eliminates much of the noise from the turbine section and promotes mixed with air from the secondary flow in the mixing section . The fact of mixing exhaust gas entails a greater homogeneity of the exhaust gases from the engine under temperature and speed . The nozzle is constructed with materials that promote the absorption of noise making quieter motor.
The reversal system is hydraulically actuated cascade type . Comprises a sliding outer cover is moved rearward when the reverse is turned exposing trellis flow redirection . Also consists of the inside cover which closes the passage to the secondary flow of the engine and through the lattice redirects forward in the forward direction of the aircraft. The reverse , as in most engines can not be used with the stand in order to avoid compressor stall entries that could lead to serious mechanical problems airplane.
The engine lubrication system has recovery pump located at the rear of the engine shaft into the cavity , from this point the oil is pumped to the bearings of the two shafts of low and high pressure and the entire housing assembly accessories .
The engine is virtually all electronically controlled so that each time adapted in functioning cycle of the position variable vane geometry, fuel injection , air bleeding the compressor motor , the outlet temperature of the combustion chambers. Having a system of these characteristics this model motor equates with most current Western engines.
feature
geometric
Type: turbofan high bypass ratio
Length : 4.964m
Diameter: 1.90m
Weight: 2950kg
Motor elements
Compressor: two stage fan and low pressure , high pressure stages 13
Combustion chamber : ring - tubular with 12 nozzles
Turbine : Axial
functional
Branching ratio : 4.7
Thrust: 157KN -Off
Compression ratio : 35.5
Turbine outlet temperature : 580 on takeoff
Specific consumption : 0.595Kg/Kgf/hora Ma = 0.8 and 11000m
Air consumption : 504Kg / s
Versions
PS- 90A1
Equipped aircraft such as the Ilyushin IL -96- 400T . Has an increased push to 170KN with a redesigned combustion chamber to reduce emissions . Incorporates the second generation of noise absorption systems that make this version one more siencioso respoecto engine its predecessors . It was certified in 2007 .
PS- 90A2
New models equipped aircraft Tupolev Tu- 204 Tupolev Tu- 214, Ilyushin Il- 76TD and Ilyushin Il- 96-300 . The engine is a first versions were reduced by almost half the cost of maintaining the level of Western standards and respect .
Ps- 90A -76
It is a specific variant for the Ilyushin Il -76 with a modified thrust 142KN . It was certified in 2003 and meets the standards of Western standards.
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